[发明专利]涡轮转子冷却系统及航空发动机

说明书

本发明公开了一种涡轮转子冷却系统，包括涡轮盘、与涡轮盘的前壁围合形成第一腔室的前挡板、与第一腔室连通并与涡轮盘连接的涡轮转子叶片、与前挡板围合形成第二腔室的内前支撑、与涡轮盘的内壁围合形成第三腔室的拉杆以及与涡轮盘的后壁围合形成第四腔室的内后支撑，第三腔室与第四腔室连通；涡轮转子冷却系统还包括与第三腔室连通的低压冷气通道以及分别与第一腔室和第二腔室连通的高压冷气通道；高压冷气通道内布设有径向预旋装置，径向预旋装置的第一端的高压冷气通道与第二腔室连通，径向预旋装置的第二端的高压冷气通道与第一腔室连通；径向预旋装置和第一腔室之间布设有刷式密封结构。此外，本发明还公开了一种航空发动机。

技术领域

本发明涉及发动机冷却技术领域，特别地，涉及一种涡轮转子冷却系统。此外，本发明还涉及一种包括上述涡轮转子冷却系统的航空发动机。

背景技术

涡轮转子是航空发动机的关键部件，主要由涡轮盘、挡板和涡轮叶片组成，其功能是将高温燃气的动能转换成机械能，并通过涡轮盘和涡轮轴传递给其他部件。涡轮转子是航空发动机的热端部件，为保证其在高负荷下安全、可靠、长寿命的工作，对涡轮转子进行冷却已成为不可或缺的手段。涡轮转子冷却系统主要有以下作用，一是对冷却式涡轮转子叶片提供冷却空气，二是对涡轮盘进行冷却，三是对涡轮转静子叶片流道间隙进行封严，防止高温燃气进入涡轮盘空腔。但涡轮转子冷却封严过程中过多的消耗冷气会对发动机性能产生负面影响，因此，精准控制涡轮转子冷却封严的冷气量，提高涡轮转子冷却效率很有必要。

在涡轮转子冷却系统的设计中，常见到一条冷气流路同时具有多个不同的冷气分支和出口，或者多条具有不同功能的冷气流路由于结构限制而在某个位置存在交汇，常见的做法是在冷气流路的分支处或交汇处采用篦齿封严结构，但由于冷气分支出口的压力不同，各条分支流路之间容易产生相互影响，为避免其中一条或几条冷气流路失效则需要加大设计裕度，从而不能根据需求实现对冷气的精准控制，导致冷气浪费，影响整机性能。

发明内容

本发明提供了一种涡轮转子冷却系统及航空发动机，以解决现有的涡轮转子冷却系统无法根据需求实现对冷气的精确控制，导致冷气浪费，冷气利用率低的技术问题。

根据本发明的一个方面，提供一种涡轮转子冷却系统，包括涡轮盘、与涡轮盘的前壁围合形成第一腔室的前挡板、与第一腔室连通并与涡轮盘连接的涡轮转子叶片、与前挡板围合形成第二腔室的内前支撑、与涡轮盘的内壁围合形成第三腔室的拉杆以及与涡轮盘的后壁围合形成第四腔室的内后支撑，第二腔室用于连通靠近涡轮转子叶片进气边的燃气通道，第三腔室与第四腔室连通，第四腔室用于连通靠近涡轮转子叶片排气边的燃气通道；涡轮转子冷却系统还包括与第三腔室连通的用于引入低压冷气的低压冷气通道以及分别与第一腔室和第二腔室连通的用于引入高压冷气的高压冷气通道；高压冷气通道内布设有用于提高高压冷气的冷却效果的径向预旋装置，径向预旋装置的第一端的高压冷气通道与第二腔室连通，径向预旋装置的第二端的高压冷气通道与第一腔室连通；径向预旋装置和第一腔室之间布设有用于分隔高压冷气通道和低压冷气通道同时分隔第二腔室和径向预旋装置的第二端的高压冷气通道的刷式密封结构。

作为上述技术方案的进一步改进：

进一步地，刷式密封结构包括用于分隔高压冷气通道和低压冷气通道的前刷丝以及用于分隔第二腔室和径向预旋装置的第二端的高压冷气通道的后刷丝。

进一步地，内前支撑开设有用于连通高压冷气通道和第二腔室的斜向节流孔。

进一步地，前挡板上沿轴向布设有与内前支撑围合形成前间隙的用于防止燃气通道内燃气倒灌进第二腔室内的前单齿，前间隙通过第二腔室与斜向节流孔连通。

进一步地，涡轮转子叶片包括与前间隙连通的进气边转静子间隙，进气边转静子间隙的径向距离预设为S，S的取值范围为0.3-1mm。

进一步地，前间隙的径向距离的取值范围为1S-2S，斜向节流孔的孔径的取值范围为0.5S-1S。